混合控制技术(飞轮+控制力矩陀螺)
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电)1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。
有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。
保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。
1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。
内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。
轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。
姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。
姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。
姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。
姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。
关系：轨道控制与姿态控制密切相关。
为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。
也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。
在某些具体情况或某些飞行过程中,可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。
某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。
1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。
姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。
自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。
自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。
三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
电子陀螺仪工作原理
电子陀螺仪工作原理
电子陀螺仪是一种通过测量物体角速度（即物体围绕固定轴线的旋转速率）的装置。
它基于工作原理称为陀螺效应。
陀螺效应是指当陀螺体（一个类似于旋转飞轮的物体）受到外部力或扭矩作用时，会产生一个垂直于转轴的力或扭矩，使得陀螺体的转动方向发生偏移。
在电子陀螺仪中，通常使用微机电系统（MEMS）技术制造一个微小的陀螺体。
这个陀螺体通常由悬浮在微弹簧上的质量块组成，并通过微小电极加上驱动电压，使其振动。
当陀螺体受到角速度作用时，它会产生一个由陀螺效应引起的相对于转轴的力矩。
这个力矩会导致陀螺体的振动频率发生变化。
电子陀螺仪将这种频率变化转换成电信号，并通过信号处理电路进行放大、滤波和数字化处理。
最后，这些处理后的信号可以用于测量和检测物体的姿态（即物体在三维空间中的角度和转动）。
需要注意的是，电子陀螺仪只能测量角速度，而无法直接测量角度。
因此，在使用电子陀螺仪时，通常需要结合其他传感器（如加速度计）共同计算和推导物体的姿态信息。
西工大航天研究生科目2011
附件二：2011年攻读硕士学位研究生招生专业目录学科、专业代码及名称研究方向代码及名称指导教师招生人数考试科目备注002航天学院90 081105 导航、制导与控制3001 航天器及导弹制导与控制系统周军教授闫杰教授杨军教授张科教授黄攀峰教授于云峰教授郭建国副教授符文星副教授刘莹莹副教授王红梅副教授余瑞星副教授葛致磊副教授于晓洲副教授卢晓东副教授呼卫军副教授101政治201英语301数学（一）821自动控制原理836航天器与导弹任选控制原理联系人：李栓学029-*******4复试科目：936现代控制理论基础同等学力加试科目：导弹控制原理航天器控制原理接受推免研究生4名02飞行器控制与仿真技术周军教授闫杰教授翁志黔教授梁志毅教授张科教授王民钢教授黄攀峰教授于云峰教授符文星副教授刘莹莹副教授谭雁英高工王红梅副教授余瑞星副教授葛致磊副教授于晓洲副教授王鑫副教授呼卫军副教授陈凯副教授卢晓东副教授03先进控制理论及技术周军教授闫杰教授杨军教授黄攀峰教授于云峰教授郭建国副教授符文星副教授刘莹莹副教授谭雁英高工葛致磊副教授04通信、测控、信息安全与对抗技术周军教授闫杰教授张科教授于晓洲副教授王鑫副教授陈凯副教授082303 交通运输规划与管理 401新航行系统袁建平教授方群教授罗建军教授岳晓奎教授101政治201英语任214德语（一外）选301数学（一）821自动控制原理任839飞行器飞行力学选复试科目：937卫星定位导航基础同等学力加试科目：航天器飞行力学组合导航技术214德语（一外）只限报袁建平、岳晓奎接受推免研究生1名02空间交通管理与控制袁建平教授方群教授罗建军教授岳晓奎教授082501 飞行器设计2901飞行器总体设计王兴治院士谷良贤教授文立华教授谢宗蕻教授杨茂副教授龚春林副教授徐超副教授101政治201英语任选一214德语（一外）301数学（一）837 气体动力学842 飞行力学与任选一结构力学复试科目：938飞行器总体设计同等学力加试科目：飞行器总体设计飞行器结构设计航天器飞行力学组合导航技术任选2门214德语只限报袁建平、岳02飞行器结构设计文立华教授谢宗蕻教授吴斌副教授徐超副教授03飞行器飞行动力学与控制袁建平教授唐硕教授徐敏教授方群教授祝小平教授罗建军教授李新国教授王志刚教授岳晓奎教授朱战霞教授刘芸副教授马卫华副教授晓奎接受推免研究生2名04空天飞行器系统与技术谷良贤教授袁建平教授唐硕教授徐敏教授方群教授罗建军教授李新国教授岳晓奎教授朱战霞教授马卫华副教授龚春林副教授05飞行器系统工程与仿真袁建平教授唐硕教授祝小平教授罗建军教授李新国教授王志刚教授刘芸副教授082502 航空宇航推进理论与工程1901 发动机总体设计毛根旺教授李进贤教授鲍福廷教授胡春波教授李江教授刘佩进教授杨涓教授唐金兰副教授孙得川副教授胡松启副教授李强副教授张研副教授101政治201英语任选一213日语（一外）301数学（一）837 气体动力学842 飞行力学与任选一结构力学复试科目：940火箭发动机设计同等学力加试科目：气体动力学火箭发动机原理工程热力学任选2门，但不能和初试科目相同213日语（一外）限报毛根旺老师接受推免研究生1名02 发动机燃烧与流动何国强教授李进贤教授胡春波教授李江教授刘佩进教授唐金兰副教授冯喜平副教授孙得川副教授王英红副教授胡松启副教授李强副教授03 传热、传质与热结构毛根旺教授何国强教授冯喜平副教授孙得川副教授王英红副教授张研副教授04 测试、热工程信息处理、状态检测及故障诊断何国强教授刘佩进教授胡松启副教授孙得川副教授05 特种发动机技术毛根旺教授何国强教授杨涓教授冯喜平副教授082602 兵器发射理论与技术 401运载火箭发射故障检测、诊断与仿真闫杰教授王民钢教授黄攀峰教授于云峰教授101政治201英语301数学（一）836航天器与导弹任控制原理843火箭发动机原理选复试科目：936现代控制理论基础同等学力加试科目：导弹控制原理航天器控制原理接受推免研究生1名02发射动力学智能控制与发控系统工程周军教授张科教授082603 火炮、自动武器与弹药工程401特种高能燃料何国强教授王英红副教授101政治201英语任选一213日语301数学（一）836航天器与导弹控制原理任选843火箭发动机原理复试科目：940火箭发动机设计同等学力加试科目：气体动力学火箭发动机原理工程热力学任选2门，但02弹箭增程技术毛根旺教授李进贤教授鲍福廷教授胡春波教授03弹箭总体结构设计何国强教授毛根旺教授李进贤教授鲍福廷教授王英红副教授不能和初试科目相同213日语（一外）限报毛根旺接受推免研究生1名430111 控制工程15周军教授闫杰教授翁志黔教授梁志毅教授杨军教授张科教授王民钢教授黄攀峰教授于云峰教授郭建国副教授符文星副教授刘莹莹副教授谭雁英高工王红梅副教授余瑞星副教授葛致磊副教授于晓洲副教授卢晓东副教授呼卫军副教授王鑫副教授陈凯副教授101政治204英语（二）302数学（二）821自动控制原理836航天器与导弹任选控制原理复试科目：936现代控制理论基础同等学力加试科目：导弹控制原理航天器控制原理430134 航天工程25王兴治院士谷良贤教授文立华教授谢宗蕻教授袁建平教授唐硕教授徐敏教授方群教授祝小平教授罗建军教授李新国教授王志刚教授岳晓奎教授朱战霞教授毛根旺教授101政治204英语（二）302数学（二）837 气体动力学842 飞行力学与任选一结构力学复试科目：938飞行器总体设计940 火箭发动机任选1门同等学力加试科目：飞行器总体设计飞行器结构设计航天器飞行力学组合导航技李进贤教授鲍福廷教授胡春波教授李江教授刘佩进教授杨涓教授何国强教授杨涓教授杨茂副教授吴斌副教授龚春林副教授徐超副教授刘芸副教授马卫华副教授唐金兰副教授孙得川副教授胡松启副教授李强副教授张研副教授冯喜平副教授王英红副教授术气体动力学火箭发动机原理任选2门航天学院2010-5-28专业课及复试科目大纲题号：836《航天器与导弹控制原理》考试大纲一、考试内容根据我校教学及该试题涵盖专业的特点，对考试范围作以下要求：1．航天器控制的基本概念：航天器的分类和系统组成、航天器控制系统的基本任务和基本概念；2．航天器的轨道与姿态动力学和运动学：航天器轨道的基本定理、二体问题与方程、轨道的描述、轨道摄动；姿态动力学方程、航天器的一般运动方程、姿态干扰力矩；3．航天器的姿态控制系统总体：系统总体结构、敏感器工作原理、执行机构工作原理； 4．航天器的被动姿态控制系统：自旋卫星的稳定原理和章动性、章动阻尼、重力梯度稳定原理；5．航天器主动控制系统：推力器姿态稳定原理，飞轮姿态稳定原理、零动量轮三轴姿态稳定系统、控制力矩陀螺姿态稳定系统；自旋稳定卫星的喷气姿态机动和磁线圈姿态机动控制、航天器的姿态捕获。
卫星姿态稳定方式
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感谢支持！(Thank you for downloading and checking it out!)卫星姿态稳定方式一、卫星姿态稳定概述姿态稳定的定义卫星姿态稳定是指保持卫星本体三轴指向固定目标的能力，这个目标可以是地球、太阳、星际空间等。
简而言之，就是卫星能够维持其预定的姿态，不会因外界干扰而产生不必要的姿态变化。
姿态稳定的重要性卫星姿态稳定对于卫星的运行和任务执行至关重要。
首先，大多数卫星的任务都需要稳定的姿态来保证传感器、相机等设备对准正确的目标。
例如，地球观测卫星需要稳定地指向地球表面，才能获取清晰的图像；通讯卫星需要稳定地指向地球上的接收站，以保持稳定的通讯信号。
其次，卫星姿态稳定可以有效减少因姿态变化导致的设备误差，提高任务执行的准确性和可靠性。
最后，稳定的姿态还有助于延长卫星的寿命，减少因姿态失控导致的故障和事故。
卫星姿态稳定的分类卫星姿态稳定可以分为被动稳定和主动稳定两种方式。
被动稳定主要依靠卫星自身的物理特性来实现，如采用自旋稳定、章动稳定等方式。
这种方式的优点是简单可靠，不需要复杂的控制系统，但稳定精度相对较低。
主动稳定则通过卫星上的控制装置，如反作用轮、控制力矩陀螺仪等，对卫星的姿态进行实时调整。
这种方式可以实现更高的稳定精度，但需要复杂的控制算法和较高的能源消耗。
总的来说，卫星姿态稳定是卫星工程中的一个重要环节，它直接关系到卫星的任务执行能力和寿命。
随着技术的不断发展，未来的卫星姿态稳定技术将更加高效、精确和可靠。
单框架控制力矩陀螺的动力学分析
甸 化
单框架控制力矩陀螺 的动 力学分析
Ｄｙｎａｍ ｉ ｃｓ ａｎａｌ ｉ ｉ ｇｌ ｍ ｂａｌ ｙｓ ｓ ｏｆ ｓ ｎ ｅ ｇｉ ｃｏｎｔ ｏｌｍ ｏｍ ｅｎｔｇｙｒ ｃｏｐｅ ｒ ｏｓ
刘晓东 ，陈明花，徐学伟
Ｌ Ｕ Ｘｉｏ ｄ ｎ ． Ｉ ａ — ｏ ｇ ＣＨＥＮ Ｍ ｉｇ ｈ ａ ＸＵ Ｘｕ － ｎ ． ｕ ． ｅ ｗｅｉ
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束 ，来 计 算 整 个 内框 装 配 体 的 实 特 征 值 。 为 了 准 确 进 行 模 态 分 析 ， 将 螺 栓 连 接 采 用 多 点 约 束 （ Ｃ）的Ｒ Ｅ 模 型 来模拟 。 ＭＰ Ｂ２
２３ 材 料 性能 ．
本 力 矩 陀 螺主 要 使 用 了 四种 材 料 ：不 锈 钢 ，
０ 引言
单 框 架 控 制 力矩 陀 螺 （ｉ ｇｅ ｇｍｂ ｌｃ ｎｒ ｌ ｓｎ ｌ ｉ ａ ｏ ｔ ｏ ｍｏ ｎ ｙｏ ｃｐ ，简写 为Ｓ Ｃ ｍｅ ｔ ｒ ｓｏ ｅ ｇ Ｇ ＭＧ 作 为航 天器 姿 ）
线 性 、 平稳 、各 态 历 经 以及 高斯 型 。随机 振 动 属
强迫 运 动 ，其 外 力 不 是 以 力 而是 以 与频 率 相 关 的 位移 、速度 和加 速度 的形 式施加 于 线性 系统 口。 Ｊ
阶 段 有 必 要 对 单框 架 控 制 力矩 陀 螺 的 动 态性 能 进 行研 究 。 本 文利 用 有限 元 软件ＭＳ Ｐ ｔ ｎＮａｔ ｎ 单 Ｃ．ａｒ ／ ｓ ａ 对 ａ ｒ
由于力矩 陀螺 属于大模 型大 量激 励频 率 ，故 本 文采用模 态频 率响应分 析来 计算 结构频 率响应 。 对 简谐 激 励 下 有 阻 尼 强 迫 振 动 的 运 动 方 程 可
航天概论_知识点总结
1.火箭与导弹火箭：一种通过火箭发动机喷射工质产生的反作用力推进的飞行器。
导弹：装有战斗部，依靠自身的动力装置推进，由制导系统控制飞向并摧毁目标的武器。
（导弹是依靠火箭发动机或空气喷气发动机产生的喷气反作用力推进的，本身带有制导系统和战斗部的一种飞行武器。
）区别：（1）火箭是运载工具，导弹是飞行武器（2）使用的动力装置不同（3）有效载荷不同（4）是否有制导系统联系：技术上相通，工艺上相近甚至相同，火箭可以作为导弹的动力装置使用。
2.导弹种类按照弹道特征分类，弹道式导弹，飞航式导弹。
按发射地点分类，地对空，地对地，空对空，地对地导弹。
按导弹打击的目标类型不同，反飞机导弹，反导弹导弹，反卫星导弹，反舰导弹，反辐射导弹反坦克导弹及攻击地面常规目标导弹。
按作战中的作用分类，战略导弹，战术导弹。
3.导弹的主要组成战斗部系统，动力系统，制导系统，弹体结构。
4.发动机推力产生原力及推力公式推导导弹的飞行动力是发动机的推力，推力的主要部分是喷气反作用力。
米歇尔斯基公式：dvM mu Fdt=+∑外，其中，mu 成为喷气反作用力，=-Mmt∆∆表示推进剂的秒消耗量。
5.火箭理想速度公式火箭的理想速度公式（齐奥尔科夫斯基公式）ln ln 1⎛⎫ ⎪⎝⎭p 0k k k M M v =u =u +M M 6. 比推力I s单位质量流量的推进剂所产生的推力(m/s)（工程制单位为秒） s F I m= 7. 比冲单位质量推进剂所产生的冲量(m/s) t s I I m= 8. 总冲推力对工作时间的积累(kg ·m/s) 0tt I F d t =⎰ 9. 动力装置的分类空气喷气发动机：是利用大气层中的空气与发动机所携带的燃烧剂燃烧产生高温燃气，因此，其只能在大气层内工作。
火箭发动机：是利用自身携带的氧化剂和燃烧剂燃烧产生高温高压气体，它既能在大气层内工作，又能在大气层外工作。
组合发动机：指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
国际空间站_各系统设计
推进，主要通过对接 在“国际空间站”上 的俄罗斯进步号系列 飞船和欧洲的“自动 转移飞行器”主发动 机点火完成，再推进 指令由莫斯科任务控 制中心控制。姿态控 制主要是控制空间站 的旋转，主要方法是 使用安装在Z1桁架 上的控制力矩陀螺 （CMG）。当干扰 力矩超出控制力矩陀 螺能力即控制力矩陀 螺出现饱和状态后， 将启动俄罗斯的推力 器进行姿态控制。
1 电源系统
“国际空间站”的电源系统采用太阳能发电方 式。站上有2个互连系统，即美国舱段的124V系统和 俄罗斯舱段的28V系统，2个系统通常状态下是相互 独立的，但通过直流变换器互连后可允许电力双向 传输。
美国舱段电源系统是一种分配电源系统，即在 局部区域（光伏太阳电池阵）产生电源，然后分配给 各个舱使用。它分为3个分系统：一次电源系统、二 次电源系统和辅助系统。美国舱段使用光伏电池模块 （PVM）产生和贮存一次电源，一次电源被转换成二 次电源，通过转换器，二次电源分出众多路径输送到 “国际空间站”独立的电源用户。光电模块是增大一 次电源生产能力的独立发电厂。而二次电源系统是集 成到“国际空间站”的桁架、舱段和设备机柜内的本 地电网。辅助分系统包括热控、接地和指令与控制。
美国舱段的主动热控系统由舱内系统和外部系 统组成，舱内系统用于收集设备产生的热量，外部系 统负责将这些热量排放到空间中去。内部主动热控系 统在各个加压舱中设置若干相互独立的单相水回路， 采用水作为工作流体，因为它既高效又安全；外部热 控采用以泵驱动的单相无水氨回路，各舱段收集的热 量传输到分别安装在S1、P1桁架段处2组展开的散热 器，并向外空间散热。光电模块主动热控系统采用独 立的单相氨回路。
敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制
敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制陈雪芹;耿云海;王峰;李冬柏【摘要】研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制.首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案.然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度；为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律.最后,通过在“试验三号卫星”的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证.仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论.%The attitude tracking control of staring imaging of an agile small satellite driven by Double-Gim-baled Control Moment Gyroscopes (DGCMG) was investigated. Firstly, an actuator configuration scheme was developed according to the characteristics of agile satellite and the staring imaging mission requirements. Then, the orbit information was used to compute the relative attitude angle and attitude angular velocity of a staring imaging target with respect to the satellite body reference frame, and the proper control law and steering law were introduced to avoid the singularity of Control Moment Gyroscope(CMG). Finally, based on the "SY-3" satellite attitude and orbit control simulation platform, the agile small satellite closed-loop control simulation system was established by taking the mission requirements and the actuator adjustments into account and the proposed design scheme and control method were verified in amathematical simulation. Obtained results show that the presented solution is effective for staring imaging attitude maneuver control of the agile small satellite and the least gimbal angle rate of DGCMG is the most important factor to determinate attitude tracking precision.【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2012(020)005【总页数】10页(P1031-1040)【关键词】敏捷卫星;控制力矩陀螺;操纵律;凝视成像;姿态跟踪【作者】陈雪芹;耿云海;王峰;李冬柏【作者单位】哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080;哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080;哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080;哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080【正文语种】中文【中图分类】V448.221 引言通常，对姿态或轨道控制有快速机动要求的小卫星称为敏捷小卫星。
卫星姿态控制的现状及发展方向
一、 概述
1. 研究背景 航天事业是当今世界最引人注目的事业之一，人类对社会发展的追求推动着
科学艺术的进步，航天技术的成就使人类的活动领域扩展到宇宙空间。航天技术 是现代科学技术中发展最快的尖端技术之一，是现代科学技术和基础工业的高度 融合，是一个国家科学技术发展是平的重要标志，是国家级规模的系统工程，也 是综合国力的象征。
2. 研究目的 正是在以上研究背景的基础上，本文的主要目的调研国外卫星姿态控制现状
及发展，主要对三轴稳定控制方式进行研究总结，学习国外卫星执行机构的先进 经验以及姿态控制系统的配置情况，并浅析国内卫星姿态控制的现状及差距。
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二、 国外卫星姿态敏感器及姿态确定现状及发展
2.1 姿态确定系统研究现状 姿态确定主要的原理就是运用某种姿态确定方法求得卫星本体坐标系相对
于参考坐标系的姿态，然后将得出的姿态参数传递给姿态控制系统，可见姿态确 定的精度对整个姿态控制系统的控制精度和稳定度起着至关重要的作用。既然姿 态确定是一个测量过程，那么必然需要用到测量仪器，我们称之为姿态敏感器。 同时，卫星在轨运行时，姿态敏感器有着相应的姿态确定算法，二者共同组成了 星上姿态确定系统。
（1）确定性算法 确定性算法针对具体的姿态参数设计优化方法，它要求结果有明确的物理或 几何上的意义，对参考矢量的测量精度要求较高，无法克服如敏感器的安装误差 等参考矢量的不确定性，最早出现的确定性算法是 Wahba 提出的求解姿态矩阵 的最小二乘性能指标[3-5]。通过最小化包含矢量测量信息的性能指标，得到姿态矩 阵最优解，TRIAD[6-7]方法根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是丢失部 分测量信息，只能处理两个矢量，另外还有四元数估计法(QUAST) [7]、快速最优 矩阵估计法(FOAM) [5]、欧拉轴/角估计法(Euler-q) [8]等。 （2）状态估计法 状态估计法与确定性算法的不同之处在于，它将状态空间表达式运用于系统 模型中，不仅仅限于估计姿态参数，还可以对系统观测中的一些不确定性参数进 行估计。状态估计法提供被估计量的统计最优解，尽可能的减少一些不确定性因 素所造成的影响。从而提高姿态确定的精度[9]。 在卫星姿态确定中，在卫星姿态动力学或运动学模型基础上，建立星体姿态 方程，只需要一个时变的矢量来对星体姿态进行估计[10]。文献[11]首次在航天器 的姿态估计中应用卡尔曼滤波技术，建立基于陀螺仪和矢量姿态敏感器的数学模 型，应用卡尔曼滤波进行状态估计，文献[12]给出了仅采用星敏感器和滤波算法 的卫星姿态参数和角速度参数的估计方法，文献[13]在陀螺仪和星敏感器组合下 采用最小方差估计，用高精度的星敏感器校正陀螺仪常值漂移，文献[14]较为全 面的给出了多种非线性姿态估计方法。由于扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的局限性， 导致基于卡尔曼滤波的估计方法只能解决小角度情况下的姿态确定问题，另外还 有粒子滤波(Particle Filters, PF)，正交姿态滤波(Orthogonal Attitude Filter, OAF)，预测滤波(Predictive Filtering, PF)，自适应方法(Adaptive Methods, AM)等，采用这些基于卡尔曼滤波的状态估计法，估计精度能够满足系 统要求[15]。 不论系统的测量值有几个，状态估计法都适用，并且还能够对某些系统误差 进行最优估计。因此，状态估计法一般用于对姿态精度要求很高的情况。但估计 法估计器需求较高的稳定性和和较强的实时性。即在建立准确的估计模型和误差 模型的同时，还要求估计算法简单，易于实时计算。
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一、混合控制背景
控制力矩陀螺(CMGs)与动量轮(MWs)都属动量交换装置，是航天器姿控系统采用的主要执行机构。
动量轮能产生精确连续但幅值较小的力矩，通常应用于中小型高精度三轴稳定卫星。
单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)输出力矩大且控制效率高，适用于长寿命大型航天器，但其固有的构型奇异给操纵律设计带来了很大困难。
另一类单框架变速控制力矩陀螺(VSCMGs)在仅姿控时没有奇异问题，但由于其结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际。
鉴于SGCMGs和MWs在技术上都比较成熟，采用两者组成混合执行机构，可以取长补短，发挥各自的优势，共同实现航天器的高性能姿态控制。
二、混合控制研究进展
混合执行机构的概念提出较早。
早在1973年就提出采用金字塔构型SGCMGs 和三个MWs共同进行大型太空望远镜姿态稳定控制的方案，在不考虑外干扰力矩时，仿真结果很好[1]。
其后，文献[2]提出在航天器姿态机动控制中可用SGCMGs 进行姿态粗控，MWs进行姿态精确调整的方案，并设计了相应的控制器，取得了很好的效果。
对于带有大型运动部件的卫星，文献[错误！未定义书签。
]提出利用金字塔构型MWs进行本体姿态控制，而利用1个SGCMG补偿运动部件产生的干扰力矩，也得到了很好的仿真结果。
在航天器能量姿态一体化控制中，也提出利用SGCMGs与MWs共同完成这一任务的方案[3,4]。
由此可见，针对不同的航天任务，可对SGCMGs和MWs进行合理配置，以实现高性能的姿态控制。
实际上，仅利用SGCMGs进行航天器姿态跟踪时，现存的操纵律都会遇到一些问题：零运动操纵律无法避免显奇异点，且在SGCMGs构型接近奇异时，框架角速度解过大甚至无解；而鲁棒伪逆和广义鲁棒伪逆操纵律旧[5]都会导致力矩误差，使跟踪精度下降。
因此可考虑利用SGCMGs和MWs组成的混合执行机构来解决这些问题。
文献[6]基于姿态跟踪任务对混合执行机构奇异性进行分析的基础上，利用奇异值分解的方法对指令力矩进行了显示分配，将SGCMGs奇异时沿奇异方向的指令力矩分配给MWs。
在对SGCMGs和MWs的指令力矩分配完成后再分别设计各自的操纵律。
虽然VSCMGs结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际，但文献[7]在理论上论证了其优越性(研究了使用飞轮和VSCMG的基于动量管理的IPACS问题，设计了使用飞轮和VSCMG角动量执行机构的基于动量管理的IPACS框架，得出基于动最管理的IPACS优于单独的IPACS，在同时完成姿态摔制和能量存储
任务时，由于进行了动量管理，可以使飞轮和VSCMG远离奇异和饱和，延长空间站在轨寿命。
相对于飞轮而言，VSCMG因同时具备飞轮和CMG特点更适用于空问站长期在轨的姿态控制和能量存储要求)。
三、混合控制系统的控制分配问题
传统的航天器姿态控制中，通常是设计控制律得到所需的力矩，然后由执行机构的操纵律执行。
因此，在一定范围内，给定三轴所需力矩，这三个控制量的分配便是唯一的。
但在航天器中，用来产生力矩的执行机构有冗余，且这些执行机构都有一定的物理限制，如飞轮的饱和及控制力矩陀螺的奇异等。
所以，如何在物理限制约束下，使所需的控制量最优分配到各执行机构上。
从而产生最有效的操纵力矩，这是一个很实际且急待解决的问题。
从控制分配角度讲,异构多执行机构航天器控制分配在满足性能指标的同时还具有3个特点:
1“多输入”:在满足高性能指标的前提下,多个执行机构同时参与飞行器控制,即输入控制变量不惟一。
2“多约束”:约束主要是控制约束,即执行机构物理上的约束和限制和性能指标对输入变量的约束,这两方面导致输出量具有不等式约束。
3“异构”,执行机构具有不同结构、不同特性,该特性用输入控制变量的速率特性来表征,即输入控制变量变化速率具有不等式约束。
因此多执行机构控制分配,可以归结为众多限制条件下,根据系统要求和执行机构特性合理地协调众多执行机构问题。
针对这些特点，文献[8]设计的分散鲁棒控制器，提出了一种混合控制新方案，即在传统的混合控制中，引入控制分配环节，以实现燃料最优等目标。
它在控制效果上基本保持不变，但执行机构的能量消耗大幅减小。
另外，一旦混合系统中某个执行机构出现故障，其他机构仍可以实现预先设定的目标。
文献[9]提出了遗传算法和数学规划方法相结合解决控制分配问题新方法。
四、NASA工程实例的设想[3]
近年来，国际空间站(ISS)酬载办事处资助了飞轮能量存储技术项目。
这个项目可以明显增加在轨站的能量存储的容量，同时消减了化学电池替换的开销和时间。
国际空间站能量存储系统（FESS）的每个设备都由两个反转的磁悬浮飞轮组成。
发电机组同转子相连形成电力系统，以便储存能量。
每个转子由金属轮毂和
合成材料的轮缘组成，转速可达到18000至60000转每分钟。
FESS可以由48对飞轮组取代ISS集成结构的所有电池。
然而FESS所提的方案中都是仅仅用于能量储存的，没有姿态控制的。
ISS的姿态由四个控制力矩陀螺（CMGs）,和一个反作用力系统动组成。
CMGs 在2001年9月实验舱安装后启用。
其中一个CMG在2002年6月轴承损坏，比预计寿命8.5年的16%还要短。
CMGs在大部分时间里可以在不消耗RCS推进剂的前提下进行姿态控制；然而，在特定的情况下，比如轨道交会对接，CMGs将饱和。
饱和卸载需要RCS消耗推进剂，从地球补充燃料每磅需要花费10,000美元到20,000美元。
48对FESS飞轮可具有大约120,000Nms的角动量；其中50%到75%可以用于能量存储，剩下的30,250到60,500Nms用于姿态控制，这个量将是现有4个CMGs可具有的角动量的1.5倍到3倍。
FESS或者相似的系统在即使所有CMGs 损坏的情况下提供动量交换的备份系统。
飞轮系统可以辅助CMGs,这个系统将比只用CMGs进行更快更大的角度机动，可以在任务中更好的分配所需的CMG的角动量，例如大载荷的运程操作，自旋系统的加速减速，带有永磁的α磁谱实验。
这通用可以消减CMGs卸载的燃料消耗。
参考文献
[1] Achieving ultrahigh accuracy with a body pointing CMG/RW control system.
[2] Mixed Control Moment Gyro and Momentum Wheel Attitude Control Strategies
[3] Dynamics and Control of Attitude, Power, and Momentum for a Spacecraft Using Flywheels and Control Moment Gyroscopes.pdf
[4] Robust Reorientation and Power Controller Using Flywheels and Control Moment Gyroscopes
[5] New Singularity Escape Avoidance Steering Logic for Control Moment Gyro Systems
[6] 采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究
[7] 空间站基于动量管理的集成能量与姿态控制系统
[8] 复合航天器姿态分散鲁棒控制与控制分配研究
[9] 基于遗传算法的多执行机构控制分配策略。